CN105629987B - 一种火星着陆器抗干扰容错控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种火星着陆器抗干扰容错控制方法；首先，搭建火星着陆器的姿态运动学与动力学模型；其次，针对动力下降段火星表面阵风带来的影响，设计风扰估计器对作用在火星着陆器上的阵风影响进行估计，进而通过前馈通道进行补偿；再次，设计执行机构部分失效观测器估计火星着陆器执行机构部分失效值并予以补偿；最后，将风扰估计器、执行机构部分失效观测器和PD姿态控制器相复合，构造阵风影响下的火星着陆器执行机构部分失效的容错控制器。本发明具有强抗干扰性和高可靠性的特点，相对于传统的火星着陆器控制方法工程实用价值更高。

Description

一种火星着陆器抗干扰容错控制方法

技术领域

本发明涉及一种火星着陆器抗干扰容错控制方法，针对在阵风影响环境下火星着陆器控制***存在执行机构部分失效的情况，采用抗干扰容错控制的思路，与传统的控制器相比提高了控制***的可靠性，增强了工程应用价值。

背景技术

自人类开始空间探测以来，火星的探索就从未停止脚步。人类以找寻生命栖息的第二地球为目标，对火星进行了环绕观测、接近观察、着陆采样等一系列任务，试图在火星上寻找到生命的迹象。终于在2015年9月，美国NASA在火星上找到了水存在的可能性证据，这也标志着火星任务的又一历史性时刻。在火星任务如火如荼的进行过程中，着陆器作为执行任务的主体，能否以高精度成功抵达预定地点保证后续任务的顺利完成是整个任务的关键。而着陆器的执行机构精度及可靠性与整个着陆任务的质量息息相关。在经过了长时间的巡游过程以后，火星着陆器的执行机构容易因部分失效导致精度降低。同时，火星复杂多变的环境，给着陆器完成指令信号带来了极大影响。对于以上火星着陆器执行机构精度降低以及着陆器抗干扰能力不足两方面问题，现在的研究都有了一定的进展，但是并不能很好的解决两方面问题同时发生的情况。特别是在火星表面阵风普遍存在的情况下，着陆器需要增加喷气的推力以抵消环境的影响，此时执行机构的部分失效将会给着陆器对指令的执行带来更大的影响，最终造成着陆器偏离航线导致任务失败。

发明内容

本发明的技术解决问题是：在阵风影响环境下，针对火星着陆器控制***存在的执行机构部分失效情况，克服现有技术的不足，提供一种具有容错性能的部分失效控制方法，解决阵风影响下的控制***容错控制问题，提高***的容错能力以及抗干扰能力。

本发明的技术解决方案为：一种火星着陆器抗干扰容错控制方法，包括以下步骤：首先，搭建火星着陆器的姿态运动学与动力学模型；其次，针对动力下降段火星表面阵风带来的影响，设计风扰估计器对作用在火星着陆器上的阵风影响进行估计，进而通过前馈通道进行补偿；再次，设计执行机构部分失效观测器估计火星着陆器执行机构部分失效值并予以补偿；最后，将风扰估计器、执行机构部分失效观测器和PD姿态控制器相复合，构造阵风影响下的火星着陆器执行机构部分失效的容错控制器；具体步骤如下：

第一步，搭建火星着陆器的姿态运动学与动力学模型

搭建火星大气密度不确定性影响下的火星着陆器大气进入段运动学与动力学模型如下：

其中，F＝G(σ)^-1，J^*＝F^TJF，u^*＝F^Tu，d^*＝F^Td，σ表示火星着陆器的倾侧角，J代表火星着陆器的转动惯量，J_xx、J_yy、J_zz是着陆器三轴转动惯量值，J_xy、J_xz、J_yx、J_yz、J_zx、J_zy是三轴转动惯量耦合值，ω＝[ω_x,ω_y,ω_z]^T是三轴角速度，u表示火星着陆器的三轴控制力矩，d为阵风引起的三轴干扰力矩；

在这里，我们定义e_σ＝σ-σ_d，可以得到：

这里：

其中K_p，K_d为待定控制增益；

考虑到控制输入通道中会发生喷气执行机构的部分失效情况，***可重新描述为：

其中执行机构部分失效值为E，可以表示为E＝-βu，β代表执行机构失效程度，阵风引起的三轴干扰力矩d由如下***描述：

其中w(t)为***的状态变量，W，V为已知的***矩阵；δ(t)为模型摄动，可以当作能量范数有界干扰来处理；

第二步，构造风扰估计器

针对火星动力下降段阵风引起的三轴干扰力矩d，设计风扰估计器进行估计并补偿，风扰估计器结构如下：

其中，v为辅助的状态变量，L₂为待定的风扰估计器增益阵，为d的估计值；

第三步，设计执行机构部分失效观测器

针对火星着陆器的执行机构部分失效设计执行机构部分失效观测器估计火星着陆器执行机构部分失效值并予以补偿，执行机构部分失效观测器结构如下：

其中，z为辅助的状态变量，L₁为待定的执行机构部分失效观测器增益阵，为E的估计值。

第四步，基于风扰估计器、执行机构部分失效观测器构造复合容错控制器，设计复合容错控制器，对火星着陆器受到的阵风引起的三轴干扰力矩d和执行机构部分失效E影响估计并抵消，复合容错控制器形式如下：

其中u_com为复合容错控制量，为第三步中的执行机构部分失效估计值，为第二步中的阵风影响估计值。

本发明与现有技术相比的优点在于：本发明的阵风影响下火星着陆器执行机构部分失效的容错控制器采用了复合容错控制器的方法，控制器包括阵风干扰估计、执行机构部分失效观测补偿和姿态指令跟踪三个部分：阵风干扰估计部分由风扰估计器组成，用于估计阵风干扰对着陆器造成的影响，并通过前馈通道予以抵消；执行机构部分失效观测补偿部分由执行机构部分失效观测器构成，用于估计执行机构部分失效值并予以补偿；姿态指令跟踪部分由PD姿态控制器组成，用于消除对指令跟踪的误差；相对于现有的火星着陆器姿态控制方法，本发明设计的阵风影响下的容错控制器在抗干扰性以及可靠性方面有极大的改善；

附图说明

图1为本发明所述的火星着陆器抗干扰容错控制方法流程图。

具体实施方式

如图1所示，本发明具体实现步骤如下(以下以火星着陆器的姿态控制***为例来说明方法的具体实现)：

1、搭建火星着陆器的姿态运动学与动力学模型

搭建火星大气密度不确定性影响下的火星着陆器大气进入段运动学与动力学模型如下：

其中，F＝G(σ)^-1，J^*＝F^TJF，u^*＝F^Tu，d^*＝F^Td，σ表示火星着陆器的倾侧角，J代表火星着陆器的转动惯量，J_xx、J_yy、J_zz是着陆器三轴转动惯量值，J_xy、J_xz、J_yx、J_yz、J_zx、J_zy是三轴转动惯量耦合值，ω＝[ω_x,ω_y,ω_z]^T是三轴角速度，u表示火星着陆器的三轴控制力矩，d为阵风引起的三轴干扰力矩；

在这里，我们定义e_σ＝σ-σ_d，可以得到：

这里：

其中u为PD控制量，K_p，K_d为待定控制增益；

考虑到控制输入通道中会发生喷气执行机构的部分失效情况，***可重新描述为：

其中执行机构部分失效值为E，可以表示为E＝-βu，β代表执行机构失效程度，阵风引起的三轴干扰力矩d由如下***描述：

其中w为***的状态变量，W，V为已知的***矩阵；δ为模型摄动，可以当作能量范数有界干扰来处理；

2、构造风扰估计器

针对火星动力下降段阵风引起的三轴干扰力矩d，设计风扰估计器进行估计并补偿。结构如下：

其中，v为辅助的状态变量，L₂为待定的风扰估计器增益阵，为d的估计值。根据火星表面的环境特点，这里考虑的干扰为0～50m/s的阵风影响。

3、设计执行机构部分失效观测器

针对火星着陆器的执行机构部分失效设计执行机构部分失效观测器估计火星着陆器执行机构部分失效值并予以补偿。结构如下：

其中，z为辅助的状态变量，L₁为待定的执行机构部分失效观测器增益阵，为E的估计值。其中在经过了长时间的巡游以及在恶劣环境的飞行，喷气执行机构在很大程度上面临着出现部分失效的状况，在这里考虑的是E取值范围0～30％，代表执行机构失效0～30％的情况。

4、基于风扰估计器、执行机构部分失效观测器构造复合容错控制器，设计复合容错控制器，对火星着陆器受到的阵风引起的三轴干扰力矩d和执行机构部分失效E影响估计并抵消，复合容错控制器形式如下：

其中u_com为复合容错控制量，为步骤3中的执行机构部分失效估计值，为步骤2中的阵风影响估计值。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员公知的现有技术。

Claims (1)

1.一种火星着陆器抗干扰容错控制方法，其特征在于包括以下步骤：首先，搭建火星着陆器的姿态运动学与动力学模型；其次，针对动力下降段火星表面阵风带来的影响，设计风扰估计器对作用在火星着陆器上的阵风影响进行估计，进而通过前馈通道进行补偿；再次，设计执行机构部分失效观测器估计火星着陆器执行机构部分失效值并予以补偿；最后，将风扰估计器、执行机构部分失效观测器和PD姿态控制器相复合，构造阵风影响下的火星着陆器执行机构部分失效的容错控制器；具体步骤如下：

第一步，搭建火星着陆器的姿态运动学与动力学模型

对于火星着陆器的姿态控制***，搭建火星大气密度不确定性影响下的火星着陆器大气进入段运动学与动力学模型如下：

$J^{*}\stackrel{\·\·}{\mathrm{\σ}}+F^{*}\stackrel{\·}{\mathrm{\σ}}=u^{*}+d^{*}$

$G\left(\mathrm{\σ}\right)=\frac{1}{2}(\frac{1-{\mathrm{\σ}}^T\mathrm{\σ}}{2}{I}_3+{\mathrm{\σ\σ}}^T+{\mathrm{\σ}}^{\×})$

其中，F＝G(σ)^-1，J^*＝F^TJF，u^*＝F^Tu，d^*＝F^Td，σ表示火星着陆器的倾侧角，J代表火星着陆器的转动惯量，J_xx、J_yy、J_zz是着陆器三轴转动惯量值，J_xy、J_xz、J_yx、J_yz、J_zx、J_zy是三轴转动惯量耦合值，ω＝[ω_x,ω_y,ω_z]^T是三轴角速度，u表示火星着陆器的三轴控制力矩，d为阵风引起的三轴干扰力矩；

在这里，我们定义e_σ＝σ-σ_d，可以得到：

$\stackrel{\·}{x}=Ax+B_1(u+d)$

这里：

$A=\left[\begin{array}{ccc}0& 1& 0\\ 0& 0& 1\\ 0& 0& -J^{*-1}{F}^{*}\end{array}\right],B_1=\left[\begin{array}{c}0\\ 0\\ J^{*-1}{F}^T\end{array}\right],u=K_p{e}_{\mathrm{\σ}}+K_d{\stackrel{\·}{e}}_{\mathrm{\σ}}$

其中K_p，K_d为待定控制增益；

考虑到控制输入通道中会发生喷气执行机构的部分失效情况，***可重新描述为：

$\stackrel{\·}{x}=Ax+B_1(u+E+d)$

其中执行机构部分失效值为E，可以表示为E＝-βu，β代表执行机构失效程度，在这里考虑的是E取值范围0～30％，代表执行机构失效0～30％的情况，阵风引起的三轴干扰力矩d由如下***描述：

$\left\{\begin{array}{c}d=Vw\\ \stackrel{\·}{w}=Ww+\mathrm{\δ}\end{array}\right.$

其中w(t)为***的状态变量，W，V为已知的***矩阵；δ(t)为模型摄动，可以当作能量范数有界干扰来处理；

第二步，构造风扰估计器

针对火星动力下降段阵风引起的三轴干扰力矩d，设计风扰估计器进行估计并补偿，得到阵风影响估计值，风扰估计器结构如下：

$\left\{\begin{array}{c}\hat{d}=V\hat{w}\\ \hat{w}=v-L_{2}x\\ \stackrel{\·}{v}=(W+L_2{B}_{1}V)(v-L_{2}x)+L_2\[Ax+B_{1}u+B_1\hat{E}\]\end{array}\right.$

其中，v为辅助的状态变量，L₂为待定的风扰估计器增益阵，为d的估计值；

第三步，设计执行机构部分失效观测器

针对火星着陆器的执行机构部分失效设计执行机构部分失效观测器估计火星着陆器执行机构部分失效值并予以补偿，得到执行机构部分失效估计值，执行机构部分失效观测器结构如下：

$\left\{\begin{array}{c}\hat{E}=z+L_{1}x\\ \stackrel{\·}{z}=-L_1(Ax+B_{1}u+B_1\hat{d}+B_{1}z+L_{1}x)\end{array}\right.$

其中，z为辅助的状态变量，L₁为待定的执行机构部分失效观测器增益阵，为E的估计值；执行机构部分失效观测补偿部分由执行机构部分失效观测器构成，用于估计执行机构部分失效值并予以补偿；

第四步，基于风扰估计器、执行机构部分失效观测器构造复合容错控制器，设计复合容错控制器，对火星着陆器受到的阵风引起的三轴干扰力矩d和执行机构部分失效E影响估计并抵消，复合容错控制器形式如下：

$u_{com}=u-\hat{E}-\hat{d}$

其中u_com为复合容错控制量，为第三步中的执行机构部分失效估计值，为第二步中的阵风影响估计值。